ES2712863T3 - Procedimiento de detección de un fallo de un primer turbo-motor de un helicóptero bimotor y de mando del segundo turbo-motor, y dispositivo correspondiente - Google Patents

Procedimiento de detección de un fallo de un primer turbo-motor de un helicóptero bimotor y de mando del segundo turbo-motor, y dispositivo correspondiente Download PDF

Info

Publication number
ES2712863T3
ES2712863T3 ES15717551T ES15717551T ES2712863T3 ES 2712863 T3 ES2712863 T3 ES 2712863T3 ES 15717551 T ES15717551 T ES 15717551T ES 15717551 T ES15717551 T ES 15717551T ES 2712863 T3 ES2712863 T3 ES 2712863T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
engine
motor
oats
good condition
turbo
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
ES15717551T
Other languages
English (en)
Inventor
Fabien Lescher
Jean Philippe Marin
Philippe Etchepare
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Helicopter Engines SAS
Original Assignee
Safran Helicopter Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Helicopter Engines SAS filed Critical Safran Helicopter Engines SAS
Application granted granted Critical
Publication of ES2712863T3 publication Critical patent/ES2712863T3/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/48—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant
    • F02C9/56—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant with power transmission control
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically
    • B64D31/09—Initiating means actuated automatically in response to power plant failure
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically
    • B64D31/12—Initiating means actuated automatically for equalising or synchronising power plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/10—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with another turbine driving an output shaft but not driving the compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/02—Plural gas-turbine plants having a common power output
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/46—Emergency fuel control
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/12—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan characterised by having more than one gas turbine
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/09—Purpose of the control system to cope with emergencies
    • F05D2270/091—Purpose of the control system to cope with emergencies in particular sudden load loss
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/09—Purpose of the control system to cope with emergencies
    • F05D2270/093—Purpose of the control system to cope with emergencies of one engine in a multi-engine system
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/09—Purpose of the control system to cope with emergencies
    • F05D2270/095—Purpose of the control system to cope with emergencies by temporary overriding set control limits
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/335—Output power or torque
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
  • Control Of Eletrric Generators (AREA)

Abstract

Procedimiento de detección de un fallo de un primer turbo-motor, llamado motor (4) en avería, de un helicóptero bimotor de palas rotativas, y de mando de un segundo turbo-motor, llamado motor (5) en buen estado, comprendiendo cada motor (4, 5) topes de protección regulados por un dispositivo (8) de regulación, que definen un régimen de potencia máximo, caracterizado por que comprende: - una etapa (10) de detección de un índice de avería del citado motor (4) en avería, - una etapa (11) de modificación de dichos topes de protección del citado motor (5) en buen estado en topes de protección correspondientes a un régimen monomotor de potencia máxima, en caso de índice de avería detectado, - una etapa (12) de confirmación de una avería de dicho motor (4) en avería, - una etapa (13) de ordenar un aumento inmediato del caudal de alimentación de combustible a dicho motor (5) en buen estado, en caso de avería confirmada, de manera que se permita una aceleración del motor en buen estado sin esperar a una regulación automática del motor en buen estado a continuación de un descenso de velocidad de dichas palas giratorias, resultante de la avería del motor en avería.

Description

DESCRIPCION
Procedimiento de deteccion de un fallo de un primer turbo-motor de un helicoptero bimotor y de mando del segundo turbo-motor, y dispositivo correspondiente
Campo tecnico de la invencion
La invencion se refiere a un procedimiento de regulacion de los turbo-motores de un helicoptero bimotor. En particular, la invencion se refiere a un procedimiento de deteccion de un fallo de un primer turbo-motor, llamado motor en avena, de un helicoptero bimotor, y de mando del segundo bimotor, llamado motor en buen estado. La invencion se refiere igualmente a un helicoptero bimotor de palas rotativas que comprende un dispositivo de deteccion de un fallo de un primer turbo-motor y de mando de un segundo turbo-motor.
Antecedentes tecnologicos
El estado de la tecnica comprende principalmente los documentos WO-A1-94/10619 y US-A-4500966.
Un helicoptero bimotor esta equipado con dos turbo-motores que funcionan a regfmenes que dependen de las condiciones de vuelo del helicoptero. Se sabe que un helicoptero bimotor puede presentar dos regfmenes principales, un regimen conocido bajo el acronimo ingles AEO (All Engines Operative), en el cual los dos turbomotores funcionan normalmente en regfmenes predeterminados, y un regimen conocido bajo el acronimo ingles OEI (One Engine Inoperative), en el cual uno de los turbo-motores esta averiado. Este regimen de OEI ocurre a continuacion de la perdida de un motor. Cuando se produce este acontecimiento, es necesario que el motor valido acelere rapidamente para que pueda suministrar su potencia maxima admisible en situacion de urgencia y permitir asf que el helicoptero haga frente a la situacion peligrosa, y despues poder continuar su vuelo.
En todo el texto que sigue, el turbo-motor que ha fallado sera designado por los terminos de « turbo-motor en avena » y el turbo-motor valido sera designado por los terminos de « turbo-motor en buen estado ».
Se plantea por tanto el problema tecnico de minimizar el tiempo de duracion que separa la deteccion de la perdida repentina de potencia del turbo-motor en avena y la obtencion de la potencia maxima en regimen de urgencia del turbo-motor en buen estado.
En efecto, cuanto mas corta es esta duracion, mas seguro es el vuelo. Ademas, cuanto mas corta es esta duracion, mas el helicoptero puede presentar una masa importante en el despegue. Hacer mmimo el tiempo duracion que separa la deteccion de la perdida de potencia del motor en avena de la obtencion de la plena potencia del motor en buen estado presenta por tanto un doble interes.
Es sabido hoy detectar la perdida de potencia del motor en avena por una comparacion de los regfmenes de funcionamiento de los dos turbo-motores. Si se detecta una desviacion o diferencia predeterminada entre los dos regfmenes de funcionamiento, el turbo-motor que presenta el regimen menos bueno es declarado en avena. Esta perdida de potencia es detectada por la puesta en evidencia de una diferencia entre las velocidades de las turbinas de gas superior a un umbral predeterminado o de una diferencia entre los pares de los dos motores superior a un umbral predeterminado.
Una vez detectada la perdida de potencia, el motor en buen estado es gobernado para alcanzar su regimen maximo en regimen de urgencia, que consiste en aumentar los topes maximos de par y de velocidad de la turbina de gas hasta los topes maximos autorizados. Como consecuencia, la cafda de velocidad de rotacion de las palas rotativas del helicoptero, a continuacion de la perdida del motor en avena, va a ocasionar, por medio de la regulacion de la velocidad de las palas rotativas por parte del motor en buen estado, un aumento de la tasa de caudal de combustible.
Se plantea el problema tecnico de proporcionar una mejor solucion para minimizar mas el tiempo de duracion que separa la deteccion de la perdida repentina de potencia del motor en avena y la obtencion de la potencia maxima en regimen de urgencia del turbo-motor en buen estado.
Objetivos de la invencion
La invencion se propone proporcionar una solucion eficaz y economica a este problema tecnico.
En particular, la invencion se propone proporcionar, en al menos un modo de realizacion de la invencion, un procedimiento de deteccion de un fallo de un primer turbo-motor, segun las etapas de la reivindicacion 1, llamado turbo-motor en avena, de un helicoptero bimotor, y de gobierno o mando del segundo turbo-motor, llamado turbo­ motor en buen estado, que minimice el tiempo de duracion que separa la deteccion del fallo del motor averiado y la obtencion de la plena potencia del motor en buen estado.
La invencion se propone tambien proporcionar un helicoptero segun las caractensticas de la reivindicacion 11. Compendio de la invencion
Para hacer esto, la invencion se refiere a un procedimiento de deteccion de un fallo de un primer turbo-motor, llamado motor en avena, de un helicoptero bimotor de palas rotativas, y de gobierno de un segundo turbo-motor, llamado motor en buen estado, comprendiendo cada motor topes de proteccion regulados por un dispositivo de regulacion que definen un regimen de potencia maxima, caracterizado por que comprende
- una etapa de deteccion de un mdice de avena del citado motor en avena,
- una etapa de modificacion de dichos topes de proteccion del citado motor en buen estado y de los topes de proteccion correspondientes a un regimen monomotor, en caso de mdice de avena detectado,
- una etapa de confirmacion de una avena del citado motor en avena,
- una etapa de ordenar un aumento inmediato del caudal de alimentacion de combustible del citado motor en buen estado, en caso de confirmacion de la avena, de manera que se permita una aceleracion del motor en buen estado sin esperar a una regulacion automatica del motor en buen estado a continuacion de una cafda de velocidad de las citada palas rotativas, resultante de la avena del motor en avena.
Un procedimiento segun la invencion permite por tanto que el motor en buen estado pase de una configuracion bimotor hacia una configuracion monomotor despues que es detectado un mdice de avena. Esta etapa de cambio de configuracion es realizada por la modificacion de los topes de proteccion del motor en topes de proteccion correspondientes al regimen monomotor. Una etapa subsiguiente de confirmacion de avena es a continuacion puesta en practica y condiciona el mando del aumento inmediato del caudal de alimentacion de combustible del motor en buen estado. Esta etapa de confirmacion de avena permite garantizar que el helicoptero hace frente bien a una perdida real de potencia, lo que evita ordenar una aceleracion intempestiva del motor en buen estado, que puede de otro modo provocar un exceso de velocidad del rotor. Si se confirma la avena, el caudal de combustible del motor en buen estado es aumentado inmediatamente, lo que permite acelerar rapidamente el motor en buen estado, sin esperar a una regulacion automatica a continuacion de la cafda de velocidad de rotacion de las aspas rotativas del helicoptero.
Un procedimiento segun la invencion permite por lo tanto detectar rapidamente una avena de un motor y alcanzar la plena potencia del motor en buen estado rapidamente despues de la deteccion de la avena. Despues de haber sido detectado un mdice de avena, las protecciones del motor en buen estado son modificadas y aumentadas hacia los topes de proteccion correspondientes al regimen monomotor. Si se confirma la avena, la tasa de combustible es modificada. Estando el motor en buen estado ya en plena aceleracion, por el hecho del aumento de los topes de proteccion, se alcanza rapidamente la plena potencia en regimen monomotor.
Un procedimiento segun la invencion presenta fases de deteccion de la avena del motor en avena y de mando del motor en buen estado que estan imbricados uno en otro, lo que permite acortar el tiempo de duracion entre la deteccion del fallo del citado motor en avena y la obtencion de la plena potencia del citado motor en buen estado. De manera conocida, cada turbo-motor comprende un generador de gas provisto de una camara de una camara de combustion, una turbina libre alimentada con gas por el generador de gas, y un arbol de salida accionado en rotacion por la turbina libre. Los topes de proteccion de cada motor, que define el regimen de potencia maxima de este motor, corresponden tfpicamente a niveles de velocidad del generador de gas, del par motor y/o de la temperatura de la camara de combustion. Estos topes de proteccion estan regulados por un dispositivo de regulacion conocido bajo el acronimo ingles FADEC, por Full Authority Digital Engine Control. La etapa de modificacion de los topes de proteccion permite modificar y, en la practica aumentar, los lfmites maximos autorizados de estos diferentes parametros - velocidad del generador de gas, par motor, temperatura de la camara de combustion-. Estos topes presentan sus niveles correspondientes a un funcionamiento bimotor de sus niveles correspondientes a un funcionamiento monomotor.
Ventajosamente, segun la invencion, la etapa de deteccion de un mdice de avena consiste en:
- recuperar, para cada motor, al menos una medida de al menos un parametro representativo del regimen de funcionamiento de los motores,
- detectar una diferencia entre las citadas medidas superior, en valor absoluto, a un umbral predeterminado. Esta etapa permite recuperar medidas de al menos un parametro representativo del regimen de funcionamiento de cada motor y detectar una diferencia entre estas medidas que sea superior, en valor absoluto, a un umbral predeterminado. Un tal parametro representativo del regimen de funcionamiento de los motores puede ser un parametro medido o un parametro estimado. Se puede tratar, por ejemplo, de la velocidad de rotacion de la turbina de gas de cada motor, o del par ejercido por un arbol de salida de cada turbo-motor que pone en movimiento una caja de transmision de potencia, o de la temperatura del gas a la entrada de la turbina libre de cada turbo-motor, o de la estimacion de la cantidad de caudal dosificada, etc.
Ventajosamente y segun esta variante, cada deteccion de una desviacion entre las citadas medidas es modulada por al menos una variable, llamada variable de modulacion, representativa de variaciones normales de las citadas medidas durante un regimen de funcionamiento nominal de los motores.
Segun esta variante ventajosa, cada medida de una desviacion es modulada por una variable de modulacion que permite tener en cuenta las variaciones normales de las medidas durante un regimen de funcionamiento nominal. Ello permite por tanto evitar las detecciones intempestivas de avena debida en realidad a variaciones normales de las medidas. Estas variables de modulacion permiten por tanto integrar las variaciones normales de las medidas y por tanto disminuir el umbral a partir del que una desviacion debe ser considerada como un mdice de avena.
Ventajosamente y segun esta variante, al menos una variable de modulacion es elegida en el grupo siguiente; tipo de regfmenes de los motores; tipo de equilibrado efectivo de los motores; proximidad de las medidas de las velocidades del arbol y del par de los motores de los valores maximos permitidos para estos motores; tasa de aceleracion y desaceleracion de los motores; retardo de transmision de las citadas medidas de cada parametro representativo del regimen de funcionamiento de los motores.
Cada una de estas variables de modulacion permite tener en cuenta, durante la determinacion de una desviacion entre las medidas de un parametro representativo del regimen de funcionamiento de los motores, condiciones en las cuales la media ha sido efectuada, y por tanto modular la medida de la desviacion.
Ventajosamente, como variante o en combinacion, un procedimiento segun la invencion comprende ademas una etapa de aprendizaje de desviaciones nominales entre las citadas medidas de al menos un parametro representativo del regimen de funcionamiento de los motores, al curso de regfmenes estabilizados de los motores citados, constituyendo dichas desviaciones nominales asf determinadas una variable de modulacion.
Una tal etapa de aprendizaje permite crear una base de aprendizaje que proporciona desviaciones entre las medidas de un parametro representativo del regimen de funcionamiento de los motores, que no son representativos de una avena de uno de los motores. Tambien, esta base a aprendizaje proporciona desviaciones normales en condicion normal de funcionamiento. En otras palabras, esta base a aprendizaje permite afinar el umbral de deteccion a partir del cual una desviacion debe ser considerada como un mdice de avena.
Ventajosamente y segun la invencion, al menos un parametro representativo del regimen de funcionamiento de un motor es una velocidad de rotacion del citado generador de gas o un par ejercido por dicho arbol de salida del motor. Segun esta variante ventajosa, la etapa de deteccion de un mdice de avena consiste en comparar los valores de las velocidades de las turbinas de gas y/o los pares ejercidos por los arboles de salida.
Ventajosamente segun la invencion, la etapa de modificacion de los topes de proteccion del citado motor en buen estado hacia topes de proteccion correspondientes a un regimen monomotor consiste en aumentar el par ejercido por el citado arbol de salida y en aumentar la velocidad de rotacion del citado generador de gas, para alcanzar valores nominales predeterminados correspondientes a un regimen monomotor de plena potencia.
Ventajosamente y segun la invencion, la etapa de confirmacion de una avena de dicho primer motor consiste en verificar que se verifican una pluralidad de condiciones predeterminadas representativas de una perdida real de potencia.
Ventajosamente y segun esta variante, las citadas condiciones predeterminadas son las siguientes:
- una desviacion senalada entre la velocidad de rotacion del citado generador de gas de dicho motor en avena y la velocidad de rotacion de dicho generador de gas del citado motor en buen estado es superior a la desviacion medida en la citada etapa de deteccion de un mdice para este parametro,
- una desviacion senalada entre el par de dicho arbol de salida del citado motor en avena y el par de dicho arbol de salida de dicho motor en buen estado es superior a una desviacion medida en la citada etapa de deteccion de un mdice,
- una velocidad de rotacion de dicha turbina libre de dicho motor en avena es inferior a un valor de consigna predeterminado excluido de un desplazamiento predeterminado,
- una deriva temporal de la velocidad de rotacion de dicho generador de gas del citado motor en buen estado superior a un umbral predeterminado,
- una deriva temporal de la velocidad de rotacion del citado generador de gas de dicho motor en avena es inferior a un umbral predeterminado.
El conjunto de condiciones predeterminadas anteriormente mencionadas permite confirmar la avena del citado motor en avena. En otras palabras, permite discriminar una perdida real de potencia en el motor en avena por otra causa que haya podido conducir a la deteccion de un mdice de avena por haberse puesto en evidencia una desviacion superior a un umbral predeterminado.
Ventajosamente y segun la invencion, dicha etapa de mando de un aumento del caudal de alimentacion de combustible de dicho motor en buen estado, consiste en conmutar una ley de anticipacion de potencia, que vincula una medida del paso colectivo de las palas del citado helicoptero a una tasa de velocidad del citado generador de das, en configuracion bimotor, en una ley de anticipacion en configuracion monomotor.
Segun esta variante, el aumento del caudal de combustible en el motor en buen estado consiste en conmutar una ley de anticipacion de potencia en configuracion bimotor en una ley de anticipacion en configuracion monomotor. La invencion se refiere a un helicoptero bimotor de paletas rotativas que comprende un dispositivo de deteccion de un fallo de un primer turbo-motor, llamado motor en avena, de un helicoptero bimotor, y de mando de un segundo turbo-motor, comprendiendo cada motor topes de proteccion regulados por un dispositivo de regulacion que definen un regimen de potencia maxima, comprendiendo el citado motor en buen estado:
- un modulo de deteccion de un mdice de avena del citado motor en avena,
- un modulo de modificacion de dichos topes de proteccion del citado motor en buen estado en topes de proteccion correspondientes a un regimen monomotor, en caso de mdice de avena detectado,
- un modulo de confirmacion de una avena de dicho motor en avena,
- un modulo de mando de un aumento del caudal de alimentacion de combustible de dicho motor en buen estado en caso de avena confirmada.
Un helicoptero segun la invencion pone ventajosamente en practica un procedimiento segun la invencion, y un procedimiento segun la invencion es puesto en practica ventajosamente por un helicoptero segun la invencion. En todo el texto, se designa por modulo un elemento logico, un subconjunto de un programa logico que puede ser compilado separadamente, ya sea por una utilizacion independiente, ya sea por ser ensamblado con otros modulos de un programa, o un elemento material, o una combinacion de un elemento material y de un sub-programa logico. Un tal elemento material puede comprender un circuito integrado propio de una aplicacion (mas conocido bajo el acronimo ASIC por la denominacion inglesa Application-Specific Integrated Circuit) o un circuito logico programable o cualquier material equivalente. De manera general, un modulo es pues un elemento (logico y/o material) que permita asegurar una funcion.
La invencion se refiere igualmente a un procedimiento de deteccion de un fallo de un primer turbo-motor de un helicoptero bimotor, y de mando de un segundo turbo-motor, un dispositivo correspondiente y un helicoptero que comprende un tal dispositivo, caracterizados en combinacion por la totalidad o parte de las caractensticas mencionadas anteriormente o en lo que sigue.
Lista de figuras
Otros objetivos, caractensticas y ventajas de la invencion se desprenderan de la lectura de la descripcion que sigue, dada unicamente de modo no limitativo y que se refiere a las figuras adjuntas, en las cuales:
- la figura 1 es una vista esquematica de una estructura de bimotor para la puesta en practica del procedimiento segun un modo de realizacion de la invencion,
- La figura 2 es una vista esquematica de un procedimiento segun un modo de realizacion de la invencion. Descripcion detallada de un modo de realizacion de la invencion.
La figura 1 ilustra esquematicamente un ejemplo de arquitectura 100 de un helicoptero bimotor adaptado a la puesta en practica de un procedimiento segun la invencion. Cada turbo-motor 4, 5 comprende respectivamente y de manera usual un generador 41, 51 de gas y una turbina libre 42, 52, alimentada por el generador 41, 51 de gas para suministrar potencia. La salida de las turbo-maquinas esta vinculada a una caja 9 de transmision de potencia. Cada generador 41, 51 de gas comprende ademas una camara 40, 50 de combustion alimentada de combustible por un circuito de distribucion de combustible, no representado en la figura por fines de claridad.
Cada turbo-motor 4, 5 esta acoplado a medios de accionamiento E1, E2 y a dispositivos de asistencia de urgencia U1, U2.
Cada medio de accionamiento E1, E2 en rotacion del generador de gas respectivo 41, 51 puede estar constituido por un arrancador alimentado respectivamente por un dispositivo arrancador/generador de que esta equipada la otra turbo-maquina.
Los medios de accionamiento E1, E2, los dispositivos de asistencia de urgencia U1, U2 y los mandos de las turbomaquinas 4, 5 son gobernados por un dispositivo 8 de regulacion. Este dispositivo de regulacion esta adaptado para regular los topes de proteccion que definen el regimen de potencia maxima de cada motor.
La figura 2 es una representacion esquematica de un procedimiento segun un modo de realizacion de la invencion.
Un procedimiento segun este modo de realizacion de la invencion comprende una etapa 10 de deteccion de un mdice de avena del primer turbo-motor 4, llamado motor en avena, para la medicion de una desviacion superior a un umbral predeterminado entre los valores suministrados por el turbo-motor 4 en avena y el turbo-motor 5 en buen estado, para al menos un parametro representativo del regimen de funcionamiento de los motores 4, 5.
En todo el texto, los terminos « motor » y « turbo-motor » son sinonimos y son por lo tanto utilizador para designar un dispositivo que proporciona potencia para un helicoptero. Los bloques 4, 5 de la figura 2 representan respectivamente el turbo-motor en avena y el turbo-motor en buen estado, comprendidos en ellos los organos de potencia y de mando. La figura 2 no pretende mas que presentar la secuencia de las etapas del procedimiento y las principales interacciones con los dos turbo-motores.
El procedimiento comprende ademas una etapa 11 de modificacion y de aumento de los topes de proteccion del turbo-motor 5 en buen estado hacia los topes de proteccion correspondientes a un regimen monomotor de plena potencia. Esta modificacion de los topes se efectua en caso de mdice de avena detectado en la etapa 10. Estos topes de proteccion son la velocidad de rotacion del generador de gas, el par del arbol de salida y la temperatura de la camara de combustion.
El procedimiento comprende ademas una etapa de 12 de confirmacion de la avena del turbo-motor 4 en avena por la medicion de una desviacion superior a un umbral predeterminado entre los valores suministrados por el turbo­ motor 4 en avena y el turbo-motor 5 en buen estado, para una pluralidad de parametros representativos del regimen de funcionamiento de los motores.
Finalmente, el procedimiento comprende una etapa 13 de mando de un aumento del caudal de alimentacion de combustible del turbo-motor 5 en buen estado en caso de avena confirmada.
Ahora se va a describir cada etapa con detalle.
La etapa 10 de deteccion de un mdice de avena consiste en recuperar, para cada motor 4, 5, una medida de al menos un parametro representativo del regimen de funcionamiento de los motores y en detectar una desviacion entre las citadas medidas superior, en un valor absoluto, a un umbral predeterminado. Este parametro es, por ejemplo, la velocidad de rotacion del generador 41, 51 de gas de cada motor o el par del arbol de salida.
La medida de la desviacion entre los valores es modulada por al menos una variable 20 de modulacion representativa de variaciones normales de las medidas durante un regimen de funcionamiento nominal de los motores 4, 5. Esta variable 20 es, por ejemplo, representativa del tipo de regfmenes motores, del tipo de equilibrado efectivo de los motores, de la proximidad de las medidas de las velocidades del arbol y del par de los motores, de los valores maximos autorizados para estos motores, de la tasa de aceleracion y de la desaceleracion de los motores o del retraso de la transmision de dichas medidas de cada parametro representativo del regimen de funcionamiento de los motores.
En la etapa 10 de deteccion de un mdice es pues calculada la desviacion entre los valores proporcionados por los motores, despues modulada por la variable 20 de modulacion. Si es revela una desviacion superior a un umbral predeterminado, entonces se detecta un mdice de avena del motor 4.
Por ejemplo, si se considera la velocidad de rotacion del generador de gas y, segun un modo de realizacion, el umbral predeterminado a partir del cual una desviacion se considera suficientemente significativa para caracterizar una avena, es de 1%. Si se considera el par motor, el umbral predeterminado se fija en 7%.
La etapa 11 consiste entonces en ordenar la plena potencia del motor 5 de tal manera que alcance valores nominales de funcionamiento monomotor, para paliar el fallo del motor 4. De manera usual, esta orden se propone aumentar la velocidad de rotacion de la turbina de gas y el par de salida del turbo-motor.
La etapa 12 consiste en verificar que el motor 4 esta claramente en avena. Para hacer esto, se han efectuado las siguientes pruebas. Se verifica que una desviacion indicada entre la velocidad de rotacion del generador 41 de gas del motor 4 en avena y la velocidad de rotacion del generador 51 de gas del motor 5 en buen estado es superior a la desviacion medida en la etapa 10 de deteccion de un mdice cuando el parametro representativo del regimen de funcionamiento de los motores es la velocidad de rotacion de los generadores de gas de los motores. Se verifica tambien que la desviacion indicada entre el par del arbol de salida del motor 4 en avena y el par del arbol de salida del motor 5 en buen estado es superior a la desviacion medida en el curso de la etapa de deteccion de un mdice cuando el parametro representativo del regimen de funcionamiento de los motores es el par de los motores. Se verifica tambien que la velocidad de rotacion de la turbina libre 42 del motor 4 en avena es inferior a un valor de consigna predeterminado obtenido de un desplazamiento predeterminado (por ejemplo, este desplazamiento se fija en 0,75% de la velocidad de la turbina libre y el valor de consigna es la velocidad nominal de la turbina libre). Se verifica tambien que la deriva temporal de la velocidad de rotacion del generador 51 de gas del motor 5 en buen estado es superior a un umbral predeterminado (por ejemplo, el umbral predeterminado para la deriva temporal del motor en buen estado se fija en 1% de la velocidad del generador de gas por segundo). Se verifica finalmente que la deriva temporal de la velocidad de rotacion del generador 41 de gas del motor 4 en avena es inferior a un umbral predeterminado (por ejemplo, el umbral predeterminado para la deriva temporal del motor en avena se fija en 5% de la velocidad del generador de gas por segundo).
Si se verifica el conjunto de condiciones anteriormente mencionadas, la avena del motor 4 se confirma y se inicia una orden con destino al motor 5 en buen estado para aumentar el caudal de combustible del motor 5 en buen estado. Segun un modo de realizacion de la invencion, este aumento del caudal de combustible es obtenido mediante la conmutacion de una ley de anticipacion de potencia, que vincula una medida del paso colectivo de las palas del helicoptero bimotor a una tasa de velocidad del generador 51 de gas, en configuracion bimotor, en una ley de anticipacion en configuracion monomotor. Esta conmutacion de leyes de anticipacion engendra un salto de consigna de caudal que hace acelerar subitamente el motor 5 en buen estado, al tiempo que se garantizan las protecciones del motor 5 (velocidad maxima, par maximo, temperatura maxima, ausencia de bombeo, etc.).
Un procedimiento segun la invencion se pone en practica ventajosamente por medio de un dispositivo de deteccion de un fallo del primer turbo-motor en avena, de un helicoptero bimotor, y del mando del segundo turbo-motor en buen estado, que comprende:
- un modulo de deteccion de un mdice de avena del citado motor en avena,
- un modulo de modificacion de los citados topes de proteccion del citado motor en buen estado y de los topes de proteccion correspondientes a un regimen monomotor, en caso de mdice de avena detectado, - un modulo de confirmacion de una avena de dicho motor en avena,
- un modulo de mando de un aumento del caudal de alimentacion de combustible de dicho motor en buen estado en caso de avena confirmada.
Segun un modo de realizacion ventajoso, este dispositivo esta alojado en el dispositivo 8 de regulacion y este dispositivo 8 de regulacion hace la funcion de modulo de deteccion, de modulo de modificacion de los topes, de modulo de confirmacion de avena y de modulo de mando.
Segun un modo de realizacion ventajoso, el dispositivo comprende un producto de programa de ordenador telecargable desde una red de comunicacion y/o registrado sobre un soporte legible por ordenador y/o ejecutable por un procesador, que comprende instrucciones de codigo de programa para la puesta en practica del procedimiento segun la invencion, cuando dicho programa es ejecutado en un ordenador. Este producto de programa de ordenador esta destinado, por ejemplo, a ser ejecutado por el dispositivo 8 de regulacion.

Claims (11)

REIVINDICACIONES
1. Procedimiento de deteccion de un fallo de un primer turbo-motor, llamado motor (4) en avena, de un helicoptero bimotor de palas rotativas, y de mando de un segundo turbo-motor, llamado motor (5) en buen estado, comprendiendo cada motor (4, 5) topes de proteccion regulados por un dispositivo (8) de regulacion, que definen un regimen de potencia maximo, caracterizado por que comprende:
- una etapa (10) de deteccion de un mdice de avena del citado motor (4) en avena,
- una etapa (11) de modificacion de dichos topes de proteccion del citado motor (5) en buen estado en topes de proteccion correspondientes a un regimen monomotor de potencia maxima, en caso de mdice de avena detectado,
- una etapa (12) de confirmacion de una avena de dicho motor (4) en avena,
- una etapa (13) de ordenar un aumento inmediato del caudal de alimentacion de combustible a dicho motor (5) en buen estado, en caso de avena confirmada, de manera que se permita una aceleracion del motor en buen estado sin esperar a una regulacion automatica del motor en buen estado a continuacion de un descenso de velocidad de dichas palas giratorias, resultante de la avena del motor en avena.
2. Procedimiento segun la reivindicacion 1, caracterizado por que la citada etapa (10) de deteccion de un mdice de avena consiste en:
- recuperar, para cada motor, al menos una medida de al menos un parametro representativo del regimen de funcionamiento de los motores,
- detectar una desviacion entre las citadas medidas superior, en valor absoluto, a un umbral predeterminado.
3. Procedimiento segun la reivindicacion 2, caracterizado por que cada deteccion de una desviacion entre dichas medidas es modulada por al menos una variable, llamada variable (20) de modulacion, representativa de variaciones normales de las citadas medidas durante un regimen de funcionamiento nominal de los motores (4, 5).
4. Procedimiento segun la reivindicacion 3, caracterizado por que al menos una variable (20) de modulacion es elegida del grupo siguiente: tipo de regfmenes de los motores (4, 5); tipo de equilibrado efectivo de los motores (4, 5); proximidad de las medidas de las velocidades del arbol y de par de los motores (4, 5), de los valores maximos permitidos para estos motores; tasa de aceleracion y de desaceleracion de los motores (4, 5); retardo de transmision de las citadas medidas de cada parametro representativo del regimen de funcionamiento de los motores.
5. Procedimiento segun una de las reivindicaciones 3 o 4, caracterizado por que comprende ademas una etapa de aprendizaje de desviaciones nominales entre dichas medidas de al menos un parametro representativo del regimen de funcionamiento de los motores (4, 5), en el curso de regfmenes estabilizados de dichos motores, constituyendo las citadas desviaciones nominales asf determinadas una variable de modulacion (20).
6. Procedimiento segun una de las reivindicaciones 2 a 5, en el cual cada motor comprende un generador de gas que alimenta una turbina libre que acciona en rotacion un arbol de salida, caracterizado por que al menos un parametro representativo del regimen de funcionamiento de un motor (4, 5) es una velocidad de rotacion de dicho generador de gas o un par ejercido por dicho arbol de salida de este motor.
7. Procedimiento segun la reivindicacion 6, caracterizado por que la citada etapa (11) de modificacion de los topes de proteccion de dicho motor (5) en topes correspondientes a un regimen monomotor consiste en aumentar el par ejercido por dicho arbol de salida y en aumentar la velocidad de rotacion del citado generador (51) de gas, para alcanzar valores nominales predeterminados correspondientes a un regimen monomotor de potencia maxima.
8. Procedimiento segun las reivindicaciones 1 a 7, caracterizado por que la citada etapa (12) de confirmacion de una avena de dicho primer motor consiste en verificar que es verificada una pluralidad de condiciones predeterminadas representativas de una perdida real de potencia.
9. Procedimiento segun las reivindicaciones 6 y 8 tomadas conjuntamente, caracterizado por que dichas condiciones predeterminadas son las siguientes:
- una desviacion confirmada entre la velocidad de rotacion del dicho generador (41) de gas del citado motor (4) en avena y la velocidad de rotacion del citado generador (51) de gas de dicho motor (5) en buen estado superior a la desviacion medida en la citada etapa (10) de deteccion de un mdice para este parametro,
- una desviacion confirmada entre el par de dicho arbol de salida del citado motor (4) en avena y el par de dicho arbol de salida del motor (5) en buen estado es superior a la desviacion medida en la citada etapa (10) de deteccion de un mdice,
- una velocidad de rotacion de dicha turbina (42) libre de dicho motor (4) en avena es inferior a un valor de consigna predeterminado excluido de un desplazamiento predeterminado,
- una deriva temporal de la velocidad de rotacion de dicho generado (51) de gas de dicho motor (5) en buen estado es superior a un umbral predeterminado,
- una deriva temporal de la velocidad de rotacion de dicho generador (41) de gas de dicho motor (4) en avena es inferior a un umbral predeterminado.
10. Procedimiento segun la reivindicacion 9, caracterizado por que la citada etapa (13) de mando de un aumento del caudal de alimentacion de combustible de dicho motor (5) en buen estado, consiste en conmutar una ley de anticipacion de potencia, que vincula una medida del paso colectivo de las palas del citado helicoptero a una consigna de velocidad del citado generador de gas, en configuracion bimotor, en una ley de anticipacion en configuracion monomotor.
11. Helicoptero bimotor de palas giratorias que comprende al menos un primer turbo-motor, llamado motor (4) en avena, y al menos un segundo turbo-motor, llamado motor (5) en buen estado, comprendiendo cada motor (4, 5) topes de proteccion regulados por un dispositivo (8) de regulacion, que definen un regimen de potencia maxima, caracterizado por que comprende un dispositivo de deteccion de un fallo del citado motor (4) en avena y de mando del citado motor (5) en buen estado, comprendiendo dicho dispositivo:
- un modulo de deteccion de un mdice de avena de dicho motor (4) en avena,
- un modulo de aumento de los topes de proteccion del citado motor (5) en buen estado en topes correspondientes a un regimen monomotor, en caso de mdice de avena detectado,
- un modulo de confirmacion de una avena de dicho motor (4) en avena,
- un modulo de mando de un aumento inmediato del caudal de alimentacion de combustible de dicho motor (5) en buen estado, en caso de avena confirmada, de manera que se permita una aceleracion del motor (5) en buen estado sin esperar una regulacion automatica del motor (5) en buen estado a continuacion de una cafda de velocidad de dichas palas rotativas, resultante de la avena del motor (4) en avena.
ES15717551T 2014-03-27 2015-03-20 Procedimiento de detección de un fallo de un primer turbo-motor de un helicóptero bimotor y de mando del segundo turbo-motor, y dispositivo correspondiente Active ES2712863T3 (es)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1452642A FR3019225B1 (fr) 2014-03-27 2014-03-27 Procede de detection d'une defaillance d'un premier turbomoteur d'un helicoptere bimoteur et de commande du second turbomoteur, et dispositif correspondant
PCT/FR2015/050697 WO2015145041A1 (fr) 2014-03-27 2015-03-20 Procede de detection d'une defaillance d'un premier turbomoteur d'un helicoptere bimoteur et de commande du second turbomoteur, et dispositif correspondant

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2712863T3 true ES2712863T3 (es) 2019-05-16

Family

ID=50780777

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES15717551T Active ES2712863T3 (es) 2014-03-27 2015-03-20 Procedimiento de detección de un fallo de un primer turbo-motor de un helicóptero bimotor y de mando del segundo turbo-motor, y dispositivo correspondiente

Country Status (11)

Country Link
US (1) US10578031B2 (es)
EP (1) EP3123020B1 (es)
JP (1) JP6621757B2 (es)
KR (1) KR102339468B1 (es)
CN (1) CN106255814B (es)
CA (1) CA2943150C (es)
ES (1) ES2712863T3 (es)
FR (1) FR3019225B1 (es)
PL (1) PL3123020T3 (es)
RU (1) RU2674171C2 (es)
WO (1) WO2015145041A1 (es)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10760484B2 (en) 2016-09-16 2020-09-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Multi-engine aircraft power plant with heat recuperation
FR3062881B1 (fr) * 2017-02-15 2019-03-15 Safran Helicopter Engines Procede et systeme de commande d'un dispositif d'urgence
FR3064680B1 (fr) 2017-04-03 2019-04-05 Safran Helicopter Engines Procede de verification de la puissance maximale disponible d'une turbomachine d'un aeronef equipe de deux turbomachines
US11247782B2 (en) * 2018-09-21 2022-02-15 Textron Innovations Inc. System and method for controlling rotorcraft
US11987375B2 (en) 2019-02-08 2024-05-21 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating engines of an aircraft in an asymmetric operating regime
US11725597B2 (en) 2019-02-08 2023-08-15 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for exiting an asymmetric engine operating regime
US11168621B2 (en) * 2019-03-05 2021-11-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for operating an engine in a multi-engine aircraft
CN109854389B (zh) * 2019-03-21 2020-07-31 南京航空航天大学 涡轴发动机双发扭矩匹配控制方法及装置
US11352900B2 (en) * 2019-05-14 2022-06-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for operating a rotorcraft engine
US11299286B2 (en) 2019-05-15 2022-04-12 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating a multi-engine aircraft
US11781476B2 (en) 2019-06-25 2023-10-10 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating a multi-engine rotorcraft
US20210102504A1 (en) * 2019-10-04 2021-04-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for operating an aircraft powerplant
FR3111668B1 (fr) * 2020-06-17 2023-04-07 Airbus Helicopters Procédé pour arrêter un moteur en survitesse, système et giravion associés
CN112173134B (zh) * 2020-09-25 2023-03-03 中国直升机设计研究所 一种三发直升机全发应急模式控制方法
US11668249B2 (en) * 2021-09-14 2023-06-06 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating a multi-engine aircraft
US20230339620A1 (en) * 2022-04-22 2023-10-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Operating aircraft propulsion system during engine-inoperative event

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1519144A (en) * 1974-07-09 1978-07-26 Lucas Industries Ltd Electronic fuel control for a gas turbine engine
US4500966A (en) * 1982-05-26 1985-02-19 Chandler Evans Inc. Super contingency aircraft engine control
US5265826A (en) * 1991-08-27 1993-11-30 United Technologies Corporation Helicopter engine control having lateral cyclic pitch anticipation
US5363317A (en) * 1992-10-29 1994-11-08 United Technologies Corporation Engine failure monitor for a multi-engine aircraft having partial engine failure and driveshaft failure detection
US6873887B2 (en) * 2001-11-13 2005-03-29 Goodrich Pump & Engine Control Systems, Inc. Rotor torque anticipator
GB0317394D0 (en) * 2003-07-25 2003-08-27 Goodrich Control Sys Ltd Engine fuel control
EP2207951B1 (en) * 2007-09-25 2014-03-12 Airbus SAS Method for operating a gas turbine engine and aircraft using such method
FR2967132B1 (fr) * 2010-11-04 2012-11-09 Turbomeca Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur dissymetrique a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre
FR2985715B1 (fr) * 2012-01-12 2013-12-27 Eurocopter France Installation motrice d'un aeronef, aeronef, et procede de pilotage dudit aeronef

Also Published As

Publication number Publication date
EP3123020B1 (fr) 2019-01-30
FR3019225B1 (fr) 2018-06-22
US20170101938A1 (en) 2017-04-13
PL3123020T3 (pl) 2019-06-28
RU2674171C2 (ru) 2018-12-05
WO2015145041A1 (fr) 2015-10-01
KR20160140703A (ko) 2016-12-07
RU2016139109A (ru) 2018-04-27
JP2017521586A (ja) 2017-08-03
FR3019225A1 (fr) 2015-10-02
RU2016139109A3 (es) 2018-10-10
CA2943150A1 (fr) 2015-10-01
CN106255814B (zh) 2018-10-26
CA2943150C (fr) 2022-06-14
KR102339468B1 (ko) 2021-12-15
EP3123020A1 (fr) 2017-02-01
CN106255814A (zh) 2016-12-21
US10578031B2 (en) 2020-03-03
JP6621757B2 (ja) 2019-12-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2712863T3 (es) Procedimiento de detección de un fallo de un primer turbo-motor de un helicóptero bimotor y de mando del segundo turbo-motor, y dispositivo correspondiente
CA3114227C (en) Aircraft power outtake management
JP6639510B2 (ja) ハイブリッドターボシャフトエンジンおよび該ハイブリッドターボシャフトエンジンを再始動させるシステムを含むヘリコプタの推進システムの構造
ES2927033T3 (es) Mejora de la desaceleración de una turbina de gas
ES2396229T3 (es) Estrategia de control para motor de turbina de gases
US20140039775A1 (en) System and method for contolling a single-spool turboshaft engine
US10047678B2 (en) Method of stopping a rotorcraft engine in overspeed, and a system and a rotorcraft associated therewith
EP3738888B1 (en) System and method for operating a multi-engine aircraft
ES2698118T3 (es) Motor de turboeje, helicóptero bimotor equipado con dicho motor de turboeje y método para optimizar el régimen al súper-ralentí con potencia nula de dicho helicóptero bimotor
US11408357B2 (en) Engine and propeller control system
FR3061142B1 (fr) Dispositif de regulation de la vitesse de rotation d'un arbre d'un generateur de gaz de turbomoteur de giravion, giravion equipe d'un tel dispositif et methode de regulation associee
RU2686531C2 (ru) Устройство и способ проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя вертолета
EP3835559A1 (en) System and method for detecting and accommodating a loss of torque signal on a gas turbine engine
US20200165984A1 (en) Integrated propeller and engine controller
EP4019396A1 (en) System and method for detecting propeller malfunction
ES2898357T3 (es) Reducción del consumo de combustible a bajo número de mach de vuelo en una turbina de gas con máquinas eléctricas
US11933232B1 (en) Hybrid-electric gas turbine engine and method of operating
US11852083B2 (en) Engine and propeller control system